一种加强型矩形机身大开口结构扭转载荷分配计算方法技术

本发明专利技术公开了一种加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，包括：根据实际加强型机身大开口结构的形状、尺寸，建立加强型机身大开口结构的扭转模型；计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积、主扇性惯性矩、扇性静距、剖面正应力和剖面剪应力；在机身大开口结构扭转模型剖面中，基于四个加强梁位置的轴力和弯矩的表达式，分别确定左侧边、右侧边以及顶边的弯矩、轴力和剪力的表达式，由此计算大开口结构扭转载荷分配。采用本发明专利技术得到的公式化确定参数方法，无论大开口尺寸参数如何变化，都可以快速得到扭转载荷分配情况，有效提高了工作效率。有效提高了工作效率。有效提高了工作效率。

【技术实现步骤摘要】
一种加强型矩形机身大开口结构扭转载荷分配计算方法


[0001]本专利技术涉及航空结构设计领域，具体涉及一种加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法。

技术介绍

[0002]大开口结构切断了飞机结构传力路线，是飞机设计的难点。常规的圆形机身大开口由少量的设计依据，而矩形开口是特殊的舱体开口，为一种新型的结构形式，型号设计中缺乏设计经验，且飞机设计资料中缺乏该中类型结构的介绍。
[0003]相对于传统飞机圆形机身结构，加强型矩形机身剖面是一种特殊的飞机结构形式，而含大开口的矩形机身更是特殊飞机结构设计的难点，扭转载荷下的传力分析更是较其它载荷复杂得多；大开口结构一般为飞机机身下部的投放口、货舱舱门安装口、弹舱舱门安装口等。载荷分析以及载荷分布确定是结构布置的前提和基础，现有的飞机设计相关资料大多是针对常规飞机布局，对特殊形式的布局诸如矩形剖面大开口并无介绍。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，为确定结构布置提供基础，用于指导机身大开口机身结构设计。
[0005]为了实现上述任务，本专利技术采用以下技术方案：
[0006]一种加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，包括：
[0007]根据实际加强型机身大开口结构的形状、尺寸，建立加强型机身大开口结构的结构模型，所述结构模型中，对于实际大开口结构两端的加强框，将其简化为以其中一个加强框与大开口连接的模型结构；设定一个约束端面来模拟实际结构大开口结构端部的加强框，大开口结构模型的端面与约束端面重合，将该端面作为固定端，另外一个端面作为加载端；在大开口结构模型的四个角点处，分别取一个集中点来模拟实际的加强梁结构；在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系；在加载端对大开口结构模型施加围绕x轴的扭转载荷，从而建立扭转模型；
[0008]计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积、主扇性惯性矩、扇性静距、剖面正应力和剖面剪应力；
[0009]在机身大开口结构扭转模型剖面中，基于四个加强梁位置的轴力和弯矩的表达式，分别确定左侧边、右侧边以及顶边的弯矩、轴力和剪力的表达式，由此计算大开口结构扭转载荷分配。
[0010]进一步地，在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系，包括：
[0011]以大开口结构的对称面为基准，该对称面垂直剖分大开口结构的端面；在对称面与端面的相交线上，取距离大开口结构顶部z
h
的点作为O点，z
h
的计算公式为：
[0012][0013]其中，h表示大开口结构的高度，b表示大开口结构的宽度，δ表示大开口结构的壁厚；F
up
表示上部左右两侧的加强梁在模型中的面积，F
down
表示下部左右两侧加强梁在模型中的面积；
[0014]基于所述原点O，确定以大开口结构长度方向为x轴，高度方向为z轴且指向上，y轴根据右手坐标系法则确定。
[0015]进一步地，所述扇性面积、主扇性惯性矩、扇性静距的计算过程为：
[0016]大开口结构模型受到扭转载荷M
t
后发生扭转变形；在z轴上确定扭转的扭心位置P，以扭心P为主极点，z轴与大开口结构模型上部的交点K为主零点，剖面上任意一点Q到P的垂直距离为r，定义该垂直距离r从主零点K开始沿剖面轮廓的弧长到Q点的积分为扇性面积A
w
；
[0017]基于扇性面积A
w
，计算大开口模型剖面的主扇性惯性矩I
w
；主扇性惯性矩I
w
为∫
Ω
A
w2
dA，其中，dA表示积分微元面积，Ω表示机身大开口剖面区域；将A
w
带入前式后，公式如下：
[0018][0019]计算大开口结构模型剖面的扇性静距S
w
＝∫
Ω
A
w
dA，其中dA积分微元的面积，Ω表示积分区域，即机身大开口结构剖面的面积。
[0020]进一步地，所述剖面正应力σ
w
表达式为：
[0021][0022]上式中，A
w
为所计算剖面的扇性面积，x表示剖面位置与约束端面的距离，L表示机身大开口模型的长度。
[0023]进一步地，所述剖面剪应力τ
w
表达式为：
[0024][0025]进一步地，在机身大开口结构扭转模型剖面中，顶边的弯矩、轴力、剪力的表达式分别为：
[0026]顶边的弯矩M
z
‑
up
为：
[0027][0028]顶边的轴力F
x
‑
up
为：
[0029]F
x
‑
up
＝0
[0030]顶边剪力为：
[0031]F
z
‑
up
＝0
[0032]进一步地，在机身大开口结构扭转模型剖面中，左侧边的弯矩、轴力、剪力的表达式分别为：
[0033]左侧边的轴力F
xL
‑
p
为：
[0034][0035]左上加强梁的轴力F
x
‑
Lup
为：
[0036][0037]左下加强梁的轴力F
x
‑
Ldown
为：
[0038][0039]则，整个加强型机身大开口模型左侧边的轴力为：
[0040][0041]左侧边的剪力为：
[0042][0043]进一步地，在机身大开口结构扭转模型剖面中，右侧边的弯矩、轴力、剪力的表达式分别为：
[0044]右侧边的弯矩为：
[0045][0046]右侧边的轴力由右侧边、右上加强梁、右下加强梁三部分轴力合成，其中：
[0047]右侧边的轴力F
xR
‑
p
为：
[0048][0049]右上加强梁的轴力F
x
‑
Rup
为：
[0050][0051]右下加强梁的轴力F
x
‑
Rdown
为：
[0052][0053]则，右侧边的轴力为：
[0054][0055]右侧边的剪力为：
[0056][0057]与现有技术相比，本专利技术具有以下技术特点：
[0058]本专利技术通过对加强型飞机矩形剖面机身下部大开口结构进行建模和深入研究，得到了各部件载荷传递规律以及各部件载荷计算方法，对于确定大开口矩形机身结构布置以及结构设计具有重要的指导意义。采用本专利技术得到的公式化确定参数方法，无论大开口尺寸参数如何变化，都可以快速得到扭转载荷分配情况，有效提高了工作效率。
附图说明
[0059]图1的(a)、(b)、(c)分别为矩形本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，其特征在于，包括：根据实际加强型机身大开口结构的形状、尺寸，建立加强型机身大开口结构的结构模型，所述结构模型中，对于实际大开口结构两端的加强框，将其简化为以其中一个加强框与大开口连接的模型结构；设定一个约束端面来模拟实际结构大开口结构端部的加强框，大开口结构模型的端面与约束端面重合，将该端面作为固定端，另外一个端面作为加载端；在大开口结构模型的四个角点处，分别取一个集中点来模拟实际的加强梁结构；在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系；在加载端对大开口结构模型施加围绕x轴的扭转载荷，从而建立扭转模型；计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积、主扇性惯性矩、扇性静距、剖面正应力和剖面剪应力；在机身大开口结构扭转模型剖面中，基于四个加强梁位置的轴力和弯矩的表达式，分别确定左侧边、右侧边以及顶边的弯矩、轴力和剪力的表达式，由此计算大开口结构扭转载荷分配。2.根据权利要求1所述的加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，其特征在于，在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系，包括：以大开口结构的对称面为基准，该对称面垂直剖分大开口结构的端面；在对称面与端面的相交线上，取距离大开口结构顶部z
h
的点作为O点，z
h
的计算公式为：其中，h表示大开口结构的高度，b表示大开口结构的宽度，δ表示大开口结构的壁厚；F
up
表示上部左右两侧的加强梁在模型中的面积，F
down
表示下部左右两侧加强梁在模型中的面积；基于所述原点O，确定以大开口结构长度方向为x轴，高度方向为z轴且指向上，y轴根据右手坐标系法则确定。3.根据权利要求1所述的加强型矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法，其特征在于，所述扇性面积、主扇性惯性矩、扇性静距的计算过程为：大开口结构模型受到扭转载荷M
t
后发生扭转变形；在z轴上确定扭转的扭心位置P，以扭心P为主极点，z轴与大开口结构模型上部的交点K为主零点，剖面上任意一点Q到P的垂直距离为r，定义该垂直距离r从主零点K开始沿剖面轮廓的弧长到Q点的积分为扇性面积A
w
；基于扇性面积A
w
，计算大开口模型剖面的主扇性惯性矩I
w
；主扇性惯性矩I
w
为∫
Ω
A
w2
dA，其中，dA表示积分微元面积，Ω表示机身...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏雁飞，惠红军，郭轩，赵占文，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：